改进变步长算法在实时飞行仿真中的应用

飞行模拟机是民航训练飞行员的重要装备,飞行仿真系统是飞行模拟机的重要系统之一.飞行仿真要建立飞机的全量运动方程,利用数值算法解算运动方程达到仿真飞机飞行状况的目的.采用四元数法表示的飞机欧拉方程能够克服普通欧拉方程奇异性,但用定步长方法解算会产生较大累积误差,所以必须采用变步长方法.实时飞行仿真要求较高的实时性与逼真度,通过仿真试验分析,确定了采用一种改进变步长2阶Runge-Kutta法,该方法具有迭代次数少,解算精度高,实时性强的优点.利用该改进变步长算法,编写了实时飞行系统仿真软件,软件中使用相应算法解决了变步长算法选择步长与系统迭代定时时间不匹配的矛盾,实现了精确的实时仿真.     

一种无线电目标定位算法研究

对飞行目标实现实时准确的定位是保证系统稳定可靠的关键,无线电目标定位算法采用白塞尔大地主题反算方法,依据飞机高度角迭代,实现了在WGS84坐标系下的精确大地坐标解算。相对传统方法把地球当称圆球来解算,解算精度随飞机飞行距离的增加而急剧降低,算法实际应用差,而采用飞机高度角迭代方法时,距离对精度的影响并不显著,精度很大取决于观测精度,不受算法本身限制,所以此算法应用范围更广,完全适应中长距离飞行器大地坐标解算。通过对数据仿真分析和飞行试验,验证了该算法的可靠性和稳定性。     

基于CFD方法的固定翼无人机着陆控制建模

为了实现固定翼无人机低速平稳着陆的目的,以某型无人机为例,阐述以计算流体动力学(CFD)方法求解固定翼无人机气动力系数的过程,即构建飞机几何模型、设定计算域并划分网格、基于非耦合隐式求解器求解在K-E湍流模型下各飞行状态的气动系数.提出以较大迎角低速滑翔降落的着陆控制方法,基于求解的气动特性,计算飞机降落前的理想状态,并基于状态反馈的纵向控制律实现着陆控制.在Simulink环境中,基于AeroSim工具箱构建仿真程序,验证了方法的有效性.     

TAWS测试系统的飞行仿真激励技术

飞机航电综合环境监视系统,主要实现飞机飞行过程中回避危险地形发出预警的功能.为对TAWS系统的性能进行测试,提出了一种飞机仿真激励技术.激励技术的难点在于在TAWS的测试中如何触发不同模式的告警.为解决上述问题,以波音737飞机公开数据为飞行仿真基本参数,结合TAWS系统典型告警模式,设计并实现了固定翼飞机的六自由度飞行仿真、横纵向经典多回路自动飞行控制系统设计和仿真场景编辑器.在软件系统设计完成后,通过近地告警系统的三种典型告警模式对仿真算法和软件的实际运行分别进行了测试和实验,验证了测试的有效性,实现了对TAWS进行性能测试的仿真激励.     

基于某型雷达的着陆航迹纠偏监控研究

为了减少飞机着陆阶段的飞行事故,基于某型精密进场雷达设计了飞机着陆航迹纠偏监控设备;通过研究某型雷达的回波数据格式和传输要求,在Windows环境下,采用Microsoft Visual Studio 10.0开发工具,用C#语言开发了着陆航迹纠偏监控软件;该软件能实时、自动监控加入着陆航线的多批次飞机的着陆航迹数据,对超出安全着陆要求的飞机按不同着陆等级设置三类告警门限,在超限事件引发严重事故之前,实时提醒地面人员指挥引导飞机切入安全合适的下滑道进行着陆,解决了某型雷达完全依赖人工监视飞机着陆状态的缺陷;同时,软件可对雷达数据包进行实时采集和误差分析,以作为日常飞行训练质量的辅助分析手段和飞行事故的调查依据。     

基于模糊预测的INS/视觉无人机自主着陆导航算法

针对 INS/ 视觉无人机自主着陆导航中,由于视觉观测数据具有不确定性噪声及数据更新周期长等原因,易导致卡尔曼滤波估计精度低、实时性差的问题,设计了一种基于模糊预测的INS/ 视觉无人机自主着陆导航算法。首先,利用三角模糊数对视觉观测数据进行处理,减小视觉观测噪声和解算误差的不利影响。然后,在卡尔曼滤波状态方程更新时,采用模糊预测同步预测视觉观测数据,得到无人机高精度姿态信息的同时提高无人机位姿估计的实时性。最后,自主搭建了基于STM32的低成本INS/ 视觉四旋翼无人机自主着陆实验平台,实测飞行着陆结果验证了本文所设计的无人机自主着陆算法可有效避免观测数据存在观测噪声与解算误差,在提高无人机位姿估计精度的同时保证了实时性。     

基于3DS模型的飞行再现设计

该文阐述了调用3DS模型结合OpenGL技术编程的飞行再现软件的实现。该仿真软件由飞机上飞参记录数据解算的参数工程值通过积分运算计算飞行航迹坐标，并确定飞机各时刻的姿态。以飞机姿态、仪表和飞行轨迹等形式显示飞机从起飞到着陆各个阶段的动态运动过程。该软件可调用各种类型飞机的3DS模型进行再现，可指定再现仪表，能显示地景图片并采用分形原理渲染背景天空，可进行双机编队飞行再现，能对飞机姿态进行抓拍。该仿真软件功能强，仿真效果较好，能在当前较低配置的微机上流畅运行。     

飞机最小离地速度试飞光电测量技术

ARJ21-700飞机的最小离地速度测量是FAA适航取证的关键考察科目,属于高风险科目.首次采用光电测量技术对ARJ21-700飞机的最小离地速度试飞科目进行测量,对采集的数据进行判读、脱靶量修正、数据异常值识别、目标航迹参数解算、数据平滑滤波、目标速度参数解算等,并进行试验结果数据的误差分析.试验结果表明,采用的方法满足该试飞科目要求,并可在同类飞行试验课题中推广使用.     

固定翼飞机控制律设计与飞行模拟系统的实现

为了提高机动性能,现代飞机的设计开始向放宽静不稳定乃至静不稳定的方向发展.因此飞行控制律的设计尤为重要.对于控制律的设计.经典控制理论法简单、直观.而且是相当成熟、可靠的控制方法并且广泛应用于实际型号中.提出了某型固定翼飞机飞行控制系统设计方法,并以纵向通道的俯仰角保持控制律设计为例介绍了经典控制理论中根轨迹方法的设计思想及步骤.给出实现某型固定翼飞机飞行模拟仿真系统的实现方案,为验证所设计控制律的正确性.在仿真系统中使用了虚拟视景技术,直观且实时地显示飞行姿态.     

一种新型固定翼无人机的研制

本文针对固定翼无人机初学者起降困难,设计了一种新型的可以垂直起降的固定翼无人训练机。该无人机将垂直起降的螺旋桨隐藏于机翼内,从而避免因旋翼电机和螺旋桨影响无人机的正常飞行,降低了固定翼无人机对于飞行场地的要求和飞机起降的难度。该无人机可作为航模爱好者训练、竞赛使用,也可通过后期改造,加装轻型设备,应用于测绘、巡线等方面。     

Reachability Analysis of Landing Sites for Forced Landing of a UAS

This paper details a method to ascertain the reachability of known emergency landing sites for any fixed wing aircraft in a forced landing situation. With a knowledge of the aircraft’s state and parameters, as well as a known wind profile, the area of maximum glide range can be calculated using aircraft equations of motion for gliding flight. A landing descent circuit technique used by human pilots carrying out forced landings called high key low key is employed to account for the extra glide distance required for an approach and landing. By combining maximum glide range analysis with the descent circuit, all the reachable landing sites can be determined. X-Plane flight simulator is used to demonstrate and validate the techniques presented.     

Planning Stable and Efficient Paths for Reconfigurable Robots On Uneven Terrain

This paper proposes a novel path planning method for improving the feasibility of a forced landing. When an aircraft completely loses its thrust, the only measure it can take is to make a forced landing at an adjacent airport as soon as possible. In such a situation, the flight path to the landing point must be safe and viable. This paper details a method which enables safer and easier landing by transferring the benefits of excess altitude to the final approach length. Moreover, by planning the descent angle of final approach to be in the middle of a non-spoiler and a full-spoiler glide angle, this method enables a change in descent angle to correct any tracking errors, without using thrust. To verify the effectiveness of the proposed method, six degrees-of-freedom nonlinear simulations were performed and the results are compared with comparable methods. From the simulation results, it was confirmed that the proposed method could plan a safe path in a sufficiently short time and the aircraft could reach the landing point safely.     

Application of generalised neural network for aircraft landing control system

 It is observed that landing performance is the most typical phase of an aircraft performance. During landing operation the stability and controllability are the major considerations. To achieve a safe landing, an aircraft has to be controlled in such a way that its wheels touch the ground comfortably and gently within the paved surface of the runway. The conventional control theory found very successful in solving well defined problems, which are described precisely with definite and clearly mentioned boundaries. In real life systems the boundaries can't be defined clearly and conventional controller does not give satisfactory results. Whenever, an aircraft deviates from its glide path (gliding angle) during landing operation, it will affect the landing field, landing area as well as touch down point on the runway. To control correct gliding angle (glide path) of an aircraft while landing, various traditional controllers like PID controller or state space controller as well as maneuvering of pilots are used, but due to the presence of non-linearities of actuators and pilots these controllers do not give satisfactory results. Since artificial neural network can be used as an intelligent control technique and are able to control the correct gliding angle i.e. correct gliding path of an aircraft while landing through learning which can easily accommodate the aforesaid non-linearities. The existing neural network has various drawbacks such as large training time, large number of neurons and hidden layers required to deal with complex problems. To overcome these drawbacks and develop a non-linear controller for aircraft landing system a generalized neural network has been developed.     

基于优化配平的机翼故障飞机飞行性能分析

分析飞机机翼故障对飞行性能的影响,对飞机故障后能够安全着陆或返航有着重要意义,飞机的机翼作为产生力和力矩的主要部件对飞行性能起着重要的作用。提出一种基于单纯形优化的机翼故障飞机飞行性能分析方法,建立机翼故障参数模型,根据飞机爬升转弯飞行条件进行优化配平计算,得到在不同状态下不同机翼故障的配平数据库,分析了故障后飞机的飞行性能。仿真结果表明所提算法的有效性。     

新机试飞管路振动故障分析与排除

管路振动故障已成为新机试飞中的突出问题,一旦管路发生振动故障,将直接危及飞机的飞行安全。为此,针对新机试飞试验的特点和测量参数以及测量分析设备,研究建立了管路振动故障分析与排除的基本方法,以应用于新机飞行试验中。通过对某型教练机液压操纵系统三向接头裂纹故障检查分析,证明了该方法是切实可行的。     

水陆两栖飞机的无线电高度数据处理方法研究

分析了水陆两栖飞机因水上起降和机腹船体构型导致的对无线电高度表数据进行零位基准修正、天线位置修正、负高度显示等特殊的处理要求.提出了零位基准设置的判据,建立了基于坐标变换矩阵,利用姿态角数据对零位基准设置、天线布置偏离零位基准等因素产生的测高误差进行修正的无线电高度数据处理方法,将姿态角的修正从俯仰角扩展到横滚角.应用...     

基于LSD检测的无人机视觉着陆定位算法

针对复杂电磁干扰和拒止环境下固定翼无人机自主着陆的应用场景,提出了一种基于LSD的无人机视觉着陆定位算法,通过检测跑道的左右边线以及起始线对无人机进行定位;根据机场跑道的形态学特征,构建机场跑道数据模型,并对实验所用相机进行标定,采用灰度化和高斯滤波对采集到的图像进行预处理,采用LSD直线检测算法以提取跑道的直线特征,设计几何滤波策略从直线特征中提取出跑道的三条边线,采用蒙版技术以提高检测算法的抗干扰能力;根据相机成像原理推导出基于线检测的PNP定位算法,通过检测得到的机场跑道线在像素坐标系下的位置信息求出无人机相对于跑道的三维位置;分别在视景仿真环境和真实机场环境进行检测和定位解算,结果满足无人机着陆定位实时性和准确性的要求,从而验证了视觉着陆定位算法的有效性。     

多轮系防滑验证试验测控系统的设计与实现

在地面惯性试验台上进行刹车模拟试验,是目前国内外常用的测试机轮刹车系统功能与性能试验方法。充分地在地面对影响飞机刹车性能的问题进行验证和解决,使飞机机轮及刹车系统达到最理想的装机条件和工作状态,需要依靠先进的系统检测试验手段。针对此类问题,尤其是多起落架、多机轮配置的大型飞机刹车系统试验对于整个起落架性能及匹配性问题,开展了本系统的设计及验证工作。多轮系机轮刹车系统综合动力试验台验证及系统防滑试验具有系统监测控制、信息采集、数据解析、实时显示存储等功能,能直观地展示试验过程以及结果,进而全面验证大型飞机起降系统的综合性能。改良原来的多轮防滑刹车试验系统,完善并提供必要的试验条件,缩短了机轮试验研制周期,实现起落架、机轮、刹车系统集成的匹配性、协调性、安全性和可靠性测试,极大地降低了飞机试飞的风险和成本。     

飞翼无人机着陆过程中的抗侧风控制研究

飞翼布局无人机的无尾布局给横侧向的稳定与控制带来困难,尤其是下降阶段有侧风时的航迹控制.带侧滑保持航向和带偏流保持航向是常用的两种抗侧风策略,为解决稳定性控制,研究了两种策略的优缺点,并针对两种控制策略分别设计了横航向抗侧风控制器.结合飞翼布局无人机的特点,在着陆过程中的不同阶段选择不同的抗侧风策略,在进场和下滑初始阶段采用带偏流保持航向方式,在下滑到一定高度时转为带侧滑保持航向的控制策略.仿真结果表明,选择的控制策略以及设计的控制器合理、可行,满足飞翼无人机着陆阶段的抗侧风要求.